自串联发射双星的正弦振动试验方法

2020-11-04钱志英石文静李伟杰李友遐

航天器环境工程 2020年3期

钱志英，石文静，李伟杰，李友遐，胡照

（1.北京空间飞行器总体设计部；2.中国空间技术研究院通信卫星事业部：北京100094）

0 引言

随着电推进技术的不断发展，全电推卫星成为通信卫星发展的重要趋势。与传统的化学推进卫星相比，全电推卫星可大幅缩减推进剂携带量，在承载同等有效载荷情况下可使卫星发射质量下降一半；在使用同种运载火箭发射的情况下，能够实现一箭双星发射，从而大大降低发射费用，提高市场竞争力。

传统的一箭双星发射模式包括串联式发射和并联式发射。串联式发射时，2颗卫星上下排放，上星需要增加支撑结构[1-2]，因此实际发射有效载荷小于一箭一星状态；并联式发射时，2颗卫星并排摆放，因此对卫星的横截面尺寸有限制。为最大程度地利用火箭的运载能力，以“波音702SP”为代表的全电推卫星采用了双星自串联的发射方案[3]。

双星自串联发射方案中，双星系统作为运载火箭的发射载荷被整体管理。因此，卫星的正弦振动试验和噪声试验等力学环境试验均应在串联双星系统上开展。与单星试验不同，自串联双星系统的正弦振动试验在试验条件下凹控制方面须有新的准则要求和实施方法，但相关研究报道较少。本文以全电推平台自串联双星系统正弦振动试验为背景，介绍该系统的正弦振动试验策略及实施方法，提出的双星界面载荷应变标定方法可为自串联多星系统或多舱段航天器的正弦振动试验下凹控制提供参考。

1 自串联发射双星结构简介

全电推平台结构分系统在自串联发射状态下的构型如图1 所示。

图1 全电推平台结构分系统组成Fig.1 Structure subsystem composition of all-electric satellite platform

该系统包括卫星主结构和一套星间连接与分离装置，其中星间连接与分离装置用于实现上、下星的连接与分离，包括包带式解锁机构和过渡段结构。为满足平台卫星灵活配置的需求，整星主结构采取上、下星设计状态一致的策略，以确保上、下星主结构的可互换性。

1.1 质量特性

卫星单星和双星发射状态的质量特性如表1所示。

表1 卫星不同发射状态下的质量特性Table 1 Mass properties of the satellite in launch configuration

1.2 设计载荷

自串联双星结构的设计载荷包括主结构和星间连接与分离装置。其中，主结构设计载荷以载荷系数的形式给出，如表2所示，载荷系数乘以表1中的卫星发射质量即为实际的载荷（惯性力）。星间连接与分离装置的设计载荷以界面力形式给出，同时考虑了发射过程中的准静态载荷、地面正弦振动时的动态载荷以及一定的余量，如表3所示。

表2 卫星主结构设计载荷条件Table 2 Design loads for satellite primary structure

表3 星间连接与分离装置界面载荷Table3 Interface loads for connection and separation devices between satellites

1.3 主结构设计状态

全电推平台结构是以中心承力筒为核心的两舱式构型，由推进舱、电子舱和东/西板组成。中心承力筒是最重要的传力部件，承担双星自串联或单星发射时的静、动力载荷。中心承力筒为整体圆柱壳，采用蜂窝夹层壳形式，蒙皮材料选择高模量、高强度的M 55J/氰酸酯碳纤维材料，整筒统一铺层。

星间连接与分离装置采用包带弹簧式连接分离方案，包带为2段钢带的构型。星间过渡段结构采用碳纤维蜂窝筒结构，设计参数与中心承力筒一致。

中心承力筒、包带解锁装置和星间过渡段结构共同构成了双星自串联发射时的主传力路径。中心承力筒和星间过渡段结构的设计参数基本一致，且承力筒上框界面设计载荷已经包络发射段准静态设计载荷和地面正弦振动试验时的状态，因此承载薄弱环节位于下星中心承力筒根部和包带界面。

1.4 静力试验验证情况

自串联双星的下星主结构和包带解锁装置均顺利通过了静力试验的考核（载荷条件如表2和表3所示），满足结构承载要求。在静力试验中，中心承力筒根部和包带界面所承受的最大弯矩、剪力和拉/压载荷（轴向）如表4所示。

表4 静力试验界面载荷Table4 The interface loads in static test

2 自串联发射双星正弦振动试验

2.1 试验策略

与传统的一箭双星发射不同，自串联发射双星系统与运载的机械连接面只有1个，因此在星箭接口控制文件中一般仅针对星箭界面给出低频正弦振动试验条件。卫星的正弦振动试验可以通过2种方式开展：第1种方式为双星系统振动试验，即把双星及星间连接与分离装置串联后作为一个整体开展系统级振动试验；第2种方式为单星分别开展振动试验，即下星、星间连接与分离装置以及上星分别开展正弦振动试验。第1 种试验方式的优点是界面清晰、试验条件明确、试验考核充分，能够在受力和加速度响应2个维度覆盖发射状态；缺点是试验控制难度较大，存在星间界面超载、上星载荷设备响应过大等安全性风险。第2种方式的优点是试验方法成熟，试验可控性和安全性较好，对双星研制进度的同步性要求不高；缺点是试验条件不明确，考核不充分，对下星而言无法做到受力覆盖发射状态，需要建立新的等效准则以确认正弦振动试验的有效性[4]。

对于自串联双星发射系统，如果上、下星状态一致，研制进度较为同步，一般推荐采用双星系统振动试验的方式，“波音702SP”的电推双星即采用了这种试验方式[3]。因此，全电推自串联发射双星也采用了双星系统振动试验的策略。考虑到双星系统主承力结构的研制特点，承载薄弱环节位于下星承力筒根部和包带界面。下星承力筒根部载荷可以通过力传感器准确测定，而包带界面（双星分离面）的载荷如何准确标定成为双星系统振动试验的难点。

2.2 下凹控制准则

航天器的正弦振动试验条件一般以航天器主结构设计载荷为上限，并以考虑一定安全系数（通常取1.25）的星/箭耦合分析结果为下限，同时兼顾设备的组件级试验条件。试验下凹控制准则为[5-7]：

1）试验中主结构受力不大于准静态设计载荷下的主结构受力；

2）振动量级不小于星/箭耦合分析结果的1.25倍；

3）仪器设备安装面响应不大于其组件级条件。

一般来说，在结构星试验中，主要考虑准则1）和准则2）；在正样星试验中要求在满足准则1和准则2的基础上兼顾准则3。

对于双星系统，准则1要求下星承力筒和包带界面受力均不超过其准静态设计载荷（表2和表3中的载荷）。为确保结构安全，振动试验中应控制下星承力筒根部（星箭分离面）和包带界面载荷均不超过表4中给出的静力试验载荷。

2.3 双星分离界面载荷标定方法

正弦振动试验下凹控制准则1中的星箭分离面载荷可以通过在下星承力筒根部布置力传感器来准确测得；但包带界面的载荷无法直接测量，需要采用一定的方法进行标定。首先，在上星和下星承力筒根部的4个象限点布置单向应变片（如图2所示），准确测量承力筒根部的局部拉/压载荷；随后，开展定频标定试验和特征级试验，得到上星及下星承力筒根部的应变放大倍数；假设星箭分离面载荷可以准确测得并已知，则可以通过公式计算分别得到横向和纵向振动时双星分离面的载荷。

图2 上、下星承力筒根部4个象限单向应变片布置示意图Fig.2 The arrangement of unidirectional strain gauges in four-quadrants at the root of the upper and lower satellitesand lower satellites

双星分离面载荷的计算方法如下：

1）在纵向振动时，界面载荷以拉/压载荷为主，双星分离面拉/压载荷与星箭分离面（下星承力筒根部）拉/压载荷间的关系为

式中：Tupper为双星分离面拉/压载荷；Tunder为星箭分离面拉/压载荷；K为系统总质量与双星分离面以上质量之比；Qupper为上星承力筒根部应变片放大倍数；Qunder为下星承力筒根部应变片放大倍数。

2）在横向振动时，界面载荷以弯矩和剪力为主；但对于细长型结构，弯矩是更为严苛的载荷，且承力筒根部单向应变片的应变值与弯矩载荷直接相关，因此横向振动时双星分离面载荷水平以弯矩载荷衡量。双星分离面弯矩载荷与星箭分离面弯矩载荷间的关系为

式中：Mupper为双星分离面弯矩载荷；Munder为星箭分离面弯矩载荷；Hupper为上星质心高度，Hsys为双星系统质心高度。

本文给出的正弦振动试验双星分离界面载荷的应变标定法，可以推广应用到多舱段大型航天器的舱段间界面载荷以及大型载荷与主结构连接界面载荷的标定和测量中。需要注意的是，测量应变需要与待标定界面载荷之间具有较强的相关性。

2.4 试验实施与结果分析

在全电推平台研制过程中，开展了双星自串联状态的正弦振动试验。其中，下星结构和星间连接与分离装置采用鉴定产品，上星结构采用“DFH-4”平台结构星配重后模拟。由于上星模拟星的刚度特性与全电推平台卫星有一定差别，通过先期仿真分析发现，在正弦激励下双星界面（包带界面）载荷会超过原设计状态，因此准确标定双星界面的载荷就成为试验安全与否的关键。

2.4.1纵向振动试验

在纵向振动试验中，包带界面主要承受拉/压载荷。根据包带解锁装置静力试验结果（见表4），需要在验收级试验中控制包带界面拉力≤148 kN（鉴定级载荷），在鉴定级试验中控制包带界面拉力≤167 kN（超载级载荷）。根据特征级试验与定频试验测得上、下星承力筒根部的应变放大倍数Qupper和Qunder分别为14.0和9.5。同时，在特征级试验中测得星箭分离面（下星承力筒根部）的最大拉伸载荷为47.1 kN，位于双星系统纵向主频42.7Hz处。根据式(1)可计算得到特征级试验中Tupper为

因此，若要在验收级试验中控制包带界面拉伸载荷＜148 kN，则在双星系统纵向主频42 Hz 附近，输入量级应≤0.44g。最终确定系统纵向主频附近的输入量级为0.4g，推算星箭分离面拉伸载荷为188 kN。验收级试验结果表明，结构在大量级条件下阻尼增加，呈现一定的非线性特性[8]，星箭分离面拉伸载荷为160 kN，推算得到包带界面拉伸载荷为102 kN，满足控制要求。

随后的鉴定级试验，根据验收级试验放大倍数类比，若要控制包带界面拉伸载荷＜167 kN，则在系统纵向主频附近输入量级应≤0.65g。最终确定鉴定级试验在系统纵向主频附近的输入量级为0.55g，推算星箭分离面拉伸载荷为258 kN。鉴定级试验结果表明，星箭分离面拉伸载荷为05 kN，推算得到包带界面拉伸载荷为130 kN，满足控制要求。

2.4.2横向振动试验

在横向振动试验中，主要控制包带界面弯曲载荷。根据包带解锁装置静力试验结果（见表4），需要在验收级试验中控制包带界面弯矩≤79 kN·m（验收级载荷=鉴定级载荷÷1.5），在鉴定级试验中控制包带界面弯矩≤118 kN·m（鉴定级载荷）。根据特征级试验（量级0.05g）与定频试验（量级分别为0.1g、0.2g和0.3g的3次试验）测得上、下星承力筒根部的应变放大倍数Qupper和Qunder分别为8.3和6.8。同时，在特征级试验中测得星箭分离面的最大弯矩为84 kN·m，位于双星系统横向主频6.9 Hz处。根据式(2)可计算得到特征级试验中Mupper为

因此，若要在验收级试验中控制包带界面弯矩＜79 kN·m，则在双星系统横向主频6.9 Hz 附近，输入量级应≤0.18g，推算得到星箭分离面弯矩为285 kN·m。此外，在特征级试验中，上星承力筒根部应变曲线在双星系统横向二阶频率25 Hz 处亦有峰值出现，量级约为横向主频处的0.67倍。因此，在双星系统横向二阶频率附近的弯矩约为主频处的0.67倍，则横向二阶频率附近输入量级应控制在0.25g以内。验收级试验结果表明，星箭分离面弯矩为251 kN·m，推算得到在系统横向主频和横向二阶频率处的包带界面弯矩为73 kN·m，满足控制要求。

在鉴定级试验中，若要控制包带界面弯矩＜118 kN·m，则需要在系统横向主频和横向二阶频率附近分别控制输入量级＜0.29g和0.43g，推算星箭分离面最大弯矩约为405 kN·m。最终确定鉴定级试验在系统横向主频6.9Hz 和横向二阶频率25Hz附近输入量级分别为0.24g和0.36g。鉴定试验结果表明，星箭分离面弯矩为348 kN·m，推算得到包带界面弯矩为101 kN·m，满足控制要求。